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1、歼击机纵向电传系统控制律设计及实验设计条件及相关参数：1、气动参数：重心 H(m) M V(m/s) zeMqeM0.33 10000 1.5 449.19 0.84089 0.09407 23.45307 0.255171.1188216.47562、飞机纵向短周期运动方程 eeqzqMzVng3、设计条件飞机仅用平尾控制， 最大偏转角度取（+25-30 度） ；e不考虑飞机所受阵风干扰；舵机传递函数 ；280s+4角速率陀螺 ；1结构陷波器 ；2s5.6307助力器传递函数 ；s+过载滤波器 ；5杆力传感器 ；2160s一、计算飞机纵向运动状态方程的特征值并求取 C*传递函数，分析开环 C
2、*响应由纵向短周期运动方程得： 1.3740.62985qMgZVVgA 16.45327eeeMZVgB其中状态变量 X= 控制输入为 俯仰角速度、法向过载传递函数如下： 23.6579.02143.zeenssqss将上述传递函数带入 C*响应公式 中，其中 ，得：*COzVnqg12/COms*2 2()3.6579.0216.451.791439.82308.67COze eVsnqsgsssss二、采用显模型跟踪最优二次型方法进行最优设计1、选择最优设计时所用的开环构型飞机纵向运动方程取为简化的飞机纵向短周期 2 阶模型，并以俯仰角速率和法向过载 分别为状态量 和 。根据设计条件，为
3、了滤除法向过载传感qzn1x2器感受到的其他法向加速度干扰信号，加入低通滤波器环节 ，从而325s+x有 。3325+xttxt升降舵舵机及助力器的动态特征性以传递函数 20/(s+20)近似等效。选取 C*响应理想模型 *25()13.meCsGFs为实现空中飞行时的中性速度稳定，在正向通道中引入积分环节，其输入为理想模型与实际 C*响应模型之差 。*6mxtetCt由于不考虑飞机所受阵风干扰，开环系统中可不包括大气扰动数学模型。考虑到飞行员操纵指令的随机信号特性，可以用以白噪声为输入的 1 阶成型滤波器表示，在开环系统中引入飞行员指令模型 ，从而有egFsn。eegFttnt综上所述，得最
4、优设计所用的开环构型：2、由开环构型得最优二次型的状态方程 12345678() Ttxttxttxttxtt q*5mC2zxtnt6xtetd3 *7m4extt8extFt1234()()Trrte 2()rtetd3()ert4()rtu系统状态方程为： gtnt12xF+G响应向量方程为： ttrHD系统状态方程中：1.3740.62916.45008532700010153.50001coVg F102TG20TG1000coVg H01TD3、设计全状态反馈控制律显模型最优二次型设计方法原理：系统状态方程为： t12xF+Gutt响应向量方程为： trHD最优二次型指标，即代价函
5、数为： JtdtTrQ设计全状态反馈控制律 使上述 最小的最优控制问题可以转化为确ttuKx定型的最优二次型问题，最优控制增益 可由下式给定：1()TT1KDQHGP式中 可通过解利卡提代数方程获得：P 0TT-1 T-11 1-1 TF-G()F-(DQ)HH()GP在取 时，全状态反馈控制律 的反馈增益阵002.1QttuKx 3.7560.3.624.70.34.10.96.02K三、系统仿真验证由开环构型得 SIMULINK 仿真图如下：在系统中加入舵机、角速率陀螺和杆力传感器的高频环节动态特性以及平尾角度限制环节，并在正向通道加入结构陷波器，方针框图如下：1、利用 C*准则评价：0 0.5 1 1.5 2 2.500.20.40.60.811.21.41.61.82 C*响响响响响响响t / sC*/C* C*曲线位于 I 级飞行品质区域。2、利用频域俯仰角速率进行低阶等效系统单拟配：低阶等效系统传递函数：=0.382935(+0.743898)0.0735152+5.2846+27.9270拟合曲线及适配参数包络图：CAP=2.111456CPA 参数位于 I 级飞行品质区域。
